Экспериментальный самолет X-29(США-1984 год)

1+

С ростом скоростей в авиации вполне закономерным шагом явился переход от прямого крыла к стреловидному — это факт общеизвестный. Но как с аэродинамической, так и с компоновочной точки зрения гораздо более привлекательным решением представлялось применение крыла обратной стреловидности (КОС).

Известно, что на крыле прямой стреловидности набегающий поток стекает от корня к законцовке и образует два мощных вихря, сходящих оттуда. Сопротивление, создаваемое спутными вихрями, называется индуктивным. В случае применения КОС перетекание происходит в обратном направлении — от законцовки к фюзеляжу, спутные вихри, сходящие с крыла в районе стыка с фюзеляжем, имеют меньшую интенсивность, в результате чего индуктивное сопротивление ощутимо снижается. Кроме того, если в спутные вихри за КОС поместить небольшие поверхности аэродинамического управления, отклоняемые по закону элевонов, самолет сможет совершать гораздо более интенсивные эволюции.

Повышению маневренности способствует также и тот фактор, что самолет с КОС имеет значительно меньший запас статической устойчивости, так как аэродинамический фокус летательного аппарата с КОС гораздо проще совместить с его центром масс, нежели в случае применения крыла с прямой стреловидностью.

Еще одним преимуществом КОС является гораздо более равномерное распределение подъемной силы по размаху, что упрощает расчет крыла и способствует повышению аэродинамического качества и управляемости.

Компоновочное преимущество КОС при создании транспортных и пассажирских самолетов состоит в том, что массивный лонжерон крыла проходит далеко позади центра масс машины, где размещается бомбовая нагрузка или пассажирский салон.

Все это было известно ученым и конструкторам еще со времен Второй мировой войны. Почему же КОС было применено лишь на считанных образцах авиационной техники?

Дело в том, что у крыла обратной стреловидности есть один, но очень трудно преодолимый недостаток: оно является неустойчивой конструкцией с точки зрения сопромата. Под действием набегающего потока КОС стремится согнуться. Этот процесс называется аэродинамической дивергенцией. Бороться с дивергенцией КОС можно, лишь сделав конструкцию крыла абсолютно жесткой. А это, в свою очередь, влечет за собой резкий рост массы самолета.

В 1944 году в Германии был создан экспериментальный самолет Юнкерс Ju-287 с КОС. Это был прототип тяжелого бомбардировщика. Из-за низкого приоритета программы и множества проблем, возникших в ходе реализации программы, Ju-287 так и не вышел из стадии прототипа.

После войны этот самолет испытывался в СССР, в ЛИИ, но идея так и не получила логического развития.

В 1964 году в Германии на фирме «Ганза Флгагцойгбау» был построен административный двухдвигательный самолет с КОС HFB-320 «Ганза Джет», основной особенностью которого был просторный, высокий пассажирский салон. Лонжероны крыла размещались за его задней гермоперегородкой. «Ганза Джет» была построена малой серией.

В середине 1970-х годов благодаря достижениям в области материаловедения появилась возможность предотвращения дивергенции КОС при малых весовых затратах или вообще без дополнительного увеличения массы благодаря обеспечению требуемых аэроупругих характеристик крыла за счет использования композиционных материалов. В связи с этим за рубежом было вновь предпринято изучение возможностей КОС. В ходе предварительных исследований были подтверждены такие преимущества самолета-истребителя с КОС, как меньшее индуктивное сопротивление крыла и большее аэродинамическое качество самолета при маневрировании, меньшие скорость сваливания и посадочная  скорость, уменьшенная тенденция к кабрированию, хорошие противоштопорные характеристики, лучшая поперечная управляемость при больших углах атаки, большая свобода для конструктора при разработке компоновки самолета.

Отмечались и недостатки самолотов с КОС, такие как повышенное волновое сопротивление в сверхзвуковом полете, что не позволяет создать самолет с КОС, имеющим сверхзвуковую крейсерскую скорость полета, повышенная чувствительность к порывам ветра, большие изгибающие моменты в корне крыла при выполнении маневра с высокой перегрузкой, сложность правильного подбора формы сочленения крыла с фюзеляжем, неблагоприятное влияние КОС на хвостовое оперение, опасность возникновения связанных движений самолета по тангажу и изгибных колебаний крыла.

В США начиная с 1977 года проводился ряд исследований перспективных схем высокоманевренных боевых самолетов. Программа осуществлялась под руководством управления перспективных исследований министерства обороны (DARPA). Помимо аналитических исследований, фирмы «Грумман» и «Рокуэлл» в 1978- 1979 годах построили и испытали в аэродинамических трубах модели КОС, выполненные в крупных масштабах, близкие к реальным размерам. Эти продувки доказали практическую возможность создания композиционных конструкций, способных сопротивляться дивергенции.

В 1980 году фирмы «Грумман», «Рокуэлл» и «Дженерал Дайнэмикс» разработали проекты самолетов с КОС и для обоснования предложенных конфигураций выполнили испытания моделей самолетов в аэродинамических трубах. После рассмотрения представленных проектов управление DARPA выдало в декабре 1981 года фирме «Грумман» контракт стоимостью 80 млн. долларов на постройку двух экспериментальных самолетов Х-29А.

Самолет был построен с использованием аэродинамической схемы «утка», с КОС и цельноповоротным передним горизонтальным оперением (ПГО), аэродинамически взаимодействующим с крылом. Крыло имело сверхкритический профиль К Mod. 2, разработанный фирмой «Грумман». Удлинение крыла — 3,9, относительная толщина у корня — 6,2, на законцовках — 4,9%, угол поперечного V — нулевой. Передний лонжерон крыла был выполнен из титанового сплава с применением плазменной сварки и расположен вдоль линии 15% хорд. Задний лонжерон, расположенный вдоль линии 70% хорд а также продольный и поперечный силовой набор изготовлены из алюминиевого сплава. Обшивка крыла выполнена из углепластика, максимальное число слоев которого составляло 156. По всему размаху крыла расположены трехсекционные двухсегментные зависающие элероны, обеспечивавшие дискретное изменение кривизны профиля.

Фюзеляж полумонококовой конструкции был выполнен из алюминиевых сплавов. Фонарь кабины открывался с помощью гидроцилиндров вверх-назад. Кабина летчика герметизирована, оснащена катапультным креслом Мартин-Бейкер GRQ7A. По бокам фюзеляжа начиная от корня крыла располагались наплывы, которые заканчиваются отклоняемыми щитками для управления вихрями, сходящими с крыла. Щитки также могут использоваться для облегчения отрыва носового колеса при разбеге, увеличения подъемной силы при заходе на посадку и вместе с ПГО и зависающими элеронами для балансировки самолета. ПГО и киль выполнены из алюминиевых сплавов.

С целью снижения стоимости на самолете использованы передняя стойка шасси и носовая часть фюзеляжа самолета Нортроп F-5A, основные стойки шасси, силовые приводы, аварийный генератор и топливные баки от самолета «Дженерал Дайнмикс»F-16, гидравлические фильтры от самолета «Грумман» Е-2С.

Шасси трехопорное, с одноколесными стойками оснащено масляно-пневматическими амортизаторами фирмы «Менаско», колесами и пневматиками фирмы «Гудрич». Все стойки убирались поворотом вперед.

Воздухозаборники самолета — боковые, плоские. Двигатель «Дженерал Электрик» P404-GE-400 имел двухвальную схему и степень двухкоптурности 0,34.  Топливо размещалось в двух мягких баках в фюзеляже и в баках-отсеках в корневой части крыла. Самолет также оснащался ВСУ, которая обеспечивала привод аварийных генераторов и гидронасоса.

Нa X-29 была установлена цифровая электродистанционная система управления (ЭДСУ) с трехкратным резервированием фирмы «Ханиуэлл». Самолет изначально имел статически неустойчивую компоновку, что позволяло ему весьма интенсивно маневрировать. ЭДСУ обеспечивала искусственную устойчивость самолета, осуществляя согласованное отклонение ПГО, элеронов и фюзеляжных щитков.

Радиоэлектронное оборудование включало в себя пространственно-курсовую систему Литтон LR-80 и прочее навигационное оборудование, связную аппаратуру «Магнавокс» AN/ARC-164 дециметрового диапазона, систему опознавания «Теледайн» RT-1063B/APX-101V. На втором самолете была установлена инерциальная навигационная система.

Первый полет первого самолета состоялся 14 декабря 1984 года. Эта машина использовалась для первичной оценки летных и пилотажных характеристик самолета с КОС. Корреспонденты, широко освещавшие начало программы новой экспериментальной машины, были в восторге от необычного внешнего вида Х-29: привыкшим к виду реактивных самолетов с крылом прямой стреловидности дилетантам казалось, что мащина летит задом наперед. Максимальная интенсивность полетов первого самолета достигала четырех полетов в день; в среднем проводилось восемь полетов в месяц. В полете достигались угол атаки 22,5 градусов, скорость, соответствующая числу М = 1,47, максимальная высота 15 500 м, перегрузка 6,4 (80% расчетной максимальной эксплуатационной) при выполнении форсированных разворотов. Расчетными режимами являлись полеты со скоростью, соответствующей числам М = 0,9 и М= 1,2 на высоте 9145 м.

Испытания показали, что применение КОС может обеспечить улучшение на 20% характеристик самолета на околозвуковых скоростях (при М = 0,9). По заявлению летчика-испытателя Г. Уокера, объединение различных технических усовершенствований на самолете Х-29 привело к уменьшению на 35% лобового сопротивления при числе М = 0,9, аэродинамическое качество оказалось на некоторых режимах на 30 — 40% выше, чем у обычных американских истребителей с крылом прямой стреловидности. На дозвуковых скоростях характеристики были лучше на 15% в сравнении с прогнозировавшимися на основе продувок в трубах и расчетов на ЭВМ. Испытания показали, что КОС может выдерживать колоссальный скоростной напор без возникновения дивергенции.

Для обеспечения безопасности полета было предпринято снижение требований к пилотажным характеристикам самолета и разработана система управления полетом с большими запасами по расчетным критериям. В результате на начальном этапе испытаний комментарии летчиков были неблагоприятными: «Это истребитель с поведением в полете, как у бомбардировщика». Указывалось на несоразмерность усилий на ручке управления, требовались большие усилия и расходы ручки для выхода на большие углы и скорости тангажа. Реакция по тангажу была вялой с чрезмерным демпфированием и возможностью забросов, но реакция по крену оценивалась как плавная и предсказуемая. Правда, при выполнении боковых маневров отмечались забросы и по крену, тенденция к раскачке самолета летчиком.

Изменения, внесенные в программное обеспечение ЭДСУ, позволили снизить вдвое ход ручки в продольном направлении и уменьшить усилия на ручке по тангажу. В результате реакция самолета но тангажу значительно улучшилась: по отзывам Ч. Йигера, участвовавшего в программе Х-29, самолет стал больше похож на истребитель, не превосходный в пилотировании, но безусловно лучший, чем ранее. Доводка ЭДСУ оказалась одной из главных проблем и отняла много времени: ежегодно разрабатывалось в среднем 4 — 5 модификаций, внесение которых иногда приводило к большим перерывам в графике осуществления программы.

Осенью 1988 года первый самолет Х-29 прошел серию испытаний для оценки боевой маневренности в рамках программы ВВС, предусматривающей разработку базы данных, которая позволила бы количественно определять и сопоставлять параметры маневренности самолетов.

Второй самолет Х-29, впервые взлетевший 18 мая 1989 года, использовался для исследований границы маневренности при полете на больших углах атаки. На нем было достигнуто довольно высокое значение угла атаки — 67 1рад. Потенциальный заказчик — ВВС США — производил оценку пригодности схемы ╚утка╩ с КОС и схемы с тремя поверхностями управления по тангажу — ПГО, рулевыми поверхностями крыла и фюзеляжными щитками для военных самолетов. Оценивалась способность самолета с КОС достигать высокой угловой скорости разворота и эффективности управления по крену на больших углах атаки. Самолет сохранял хорошую управляемость на углах атаки до 45 град.

Высказывались предложения по применению первого самолета Х-29 для экспериментального исследования ламинарного обтекания КОС, установке на самолет осесимметричного сопла с управляемым вектором тяги, дооснащению его системой управления вихрями в носовой части и разработке усовершенствованных методов и алгоритмов управления полетом, но впоследствии от использования Х-29 для проведения указанных испытаний было решено отказаться. Эти исследования осуществлялись на других машинах (Х-31, модифицированных F-16, F-18 и F-15). Также не были реализованы высказывавшиеся одно время предположения о создании боевого самолета с КОС. Причины этого заключаются в том, что аэродинамические преимущества от использования КОС, с точки зрения американцев, оказались не столь высоки, как ожидалось — отмеченная выше положительная оценка самолета Х-29 летчиком-испытателем носила скорее всего рекламный характер. В то же время в ходе реализации программы отмечались большие трудности при разработке ЭДСУ для самолета с КОС из-за сложности устранения перекрестных связей при управлении. Наконец, за время разработки и испытаний Х-29 сменились и акценты в требованиях к новым боевым самолетам: на первый план вышли пониженная заметность боевого самолета и сверхзвуковая крейсерская скорость полета при сохранении достаточно большой максимальной скорости. При установке КОС максимальные скоростные качества ухудшаются из-за повышенного волнового сопротивления на сверхзвуке.

Все проблемы, связанные с противодействием дивергенции и сложностью законов управления, были успешно решены в девяностых годах в  ОКБ им. П. О. Сухого, где был создан самолет С-37 «Беркут» с КОС и набором управляющих поверхностей, в целом схожим с Х-29.

Внешне два самолета Х-29 разнились минимально: носовая штанга второго самолета была оборудована тремя датчиками углов атаки, тогда как первый самолет имел только один датчик; выходное устройство системы кондиционирования кабины, расположенное сзади носового колеса, на втором самолете закрыто обтекателем; в нижней части киля второго самолета установлен противоштонорный парашют. Общая стоимость программы разработки и испытаний двух самолетов составила около 250 млн. долл. Программа испытаний первого самолета была завершена 2 декабря 1988 года после выполнения 254 полетов, второго самолета — 30 сентября 1991 года, после выполнения 120 полетов. Таким образом, общее число полетов обоих самолетов составило 374 — это больше, чем для любого другого американского экспериментального самолета серии «X». Оба самолета в настоящее время находятся на консервации в летно-исследовательском центре им. Драйдена.

ЛТХ:

Модификация   X-29A
Размах крыла, м   8.29
Длина, м   16.44
Высота, м   4.36
Площадь крыла, м2   17.54
Масса, кг  
  пустого самолета   6260
  нормальная взлетная   7848
  максимальная взлетная   8074
Тип двигателя   1 ТРДДФ General Electric F404-GE-400
Тяга , кгс   1 х 4800
Тяга на форсаже, кгс   1 х 7260
Максимальная скорость , км/ч   1932 (М=1.47)
Крейсерская скорость, км/ч   740
Продолжительность полета, ч   1
Практический потолок, м   16770
Экипаж   1

Источник:http://www.airwar.ru/

1+

Помощь проекту

Уважаемые читатели! Мы работаем для вас — стараемся подбирать и публиковать самые интересные и познавательные статьи. Если вам нравится то, что мы делаем, вы можете помочь развитию нашего журнала.
Заранее благодарим вас за вашу поддержку!
https://www.privat24.ua
Карта Приватбанк 5168745300344147